国外TBCC发动机发展研究

王巍巍，郭 琦，曾 军，李 丹

(中国燃气涡轮研究院，四川 成都 610500)

1 引言

涡轮基组合循环(TBCC)发动机是指由涡轮发动机与其它类型发动机组合而成的动力装置，是高超声速飞行器实现自加速、带动力水平着陆及重复使用的关键动力系统之一[1，2]。国外提出了涡轮冲压组合发动机、空气涡轮冲压发动机及变循环涡扇冲压发动机等，其中对涡轮冲压组合发动机研究最多，并开展了很多有关TBCC技术发展的计划，如美国的RTA[3]、日本的 HYPR[4]和欧洲的 LAPCAT[5]计划等。

TBCC发动机用途多样，既可作高超声速巡航导弹、高速侦察机和远程高速攻击机的动力，又可用作轨道飞行器第一级的理想动力。其具有灵活的发射和着陆地点、耐久性高、单位推力大，能采用普通燃料和润滑剂，且运行成本很低和安全性很高，是未来很有前途的高超声速动力之一。

国外从上世纪50年代开始探索研究TBCC概念。1957年，装配了ATAR101E3涡轮冲压组合发动机的法国GRIFFON 2飞机在100 km航线上创造了当时新的飞行速度，验证了TBCC发动机的可行性。1966年装备在美国SR-71黑鸟侦察机的J58发动机具有涡轮冲压组合动力特征，飞行高度达30 km，最大马赫数达3.5[6]。七八十年代，俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)进行了全尺寸TBCC发动机地面试验，对TBCC的关键技术进行了研究。近年来，随着高超声速技术研究的广泛开展，对实现高超声速飞行关键的发动机的研究越来越受到重视，其中对TBCC发动机的研究也越来越深入。目前，世界上对TBCC发动机研究比较深入的是美国和日本，且其研究成果显著。

2 美国典型的TBCC研发项目

2.1 RTA项目

革新涡轮加速器(RTA)项目目标是研制涡轮基组合动力装置。RTA发动机的研制分两个阶段，第一阶段发动机代号RTA-1，主要通过地面试验验证、考核涡轮发动机能否在较宽马赫数范围下工作；第二阶段发动机代号为RTA-2，主要通过地面试验考核推重比为15的涡轮发动机能否在马赫数5.0下工作[7，8]。

RTA-1以YF120加力涡扇发动机为基础。采用其成熟部件，如高压压气机第4和第5级、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、后机匣等；研制了一些新的部件，如流量为113 kg/s的新风扇、新的风扇承力框架、新核心机驱动风扇、新的加力冲压燃烧室，及根据给定喷管出口截面尺寸设计加工的新喷管。

当飞行马赫数大于3.0时，发动机从涡轮模式过渡到冲压模式，飞行器可加速到马赫数4.0以上。在马赫数3.0～4.0以上涡轮发动机进入到飞行慢车工作状态，这样可使高温工作条件下的旋转部件机械载荷降低，同时延长其寿命。由于涡轮发动机在马赫数3.0～4.5范围内没有完全关闭，因此在与二级空天飞行器分离时，发动机不需要重启。

RTA-1通过试验验证了采用涡扇发动机工作至马赫数3.0，然后再转入冲压模式工作至马赫数4.5的可行性；考核了高马赫数飞行时涡轮和控制系统的可靠性、耐久性，及使用JP-8燃料的可行性。

RTA-2最明显的特征是其尺寸按批生产发动机尺寸，与RTA-1的比较见图1。该发动机融入了RTA-1涡扇冲压发动机技术和IHPTET、VAATE及UEET计划开发的先进技术，以满足推重比、耗油率、比冲、安全性和费用等要求。RTA-2的工作马赫数达5.0以上，部件寿命是J58发动机的4倍[9～11]。

图1 RTA-2与RTA-1的比较Fig.1 Potential RTA-2 engine definition compared to RTA-1

美国希望通过开展RTA项目，使TBCC的技术成熟度达到6级，以满足空天飞行器对TBCC的性能、安全性、费用、维修性和使用性等要求。

2.2 FaCET项目

Falcon组合循环发动机技术(FaCET)项目的目标，是研发一种采用TBCC技术的高超声速试验飞行器。该飞行器可自主起飞和降落，借助TBCC中的涡喷发动机加速到马赫数4.0，然后由液氢燃料超燃冲压发动机加速到马赫数10及以上飞行速度。

FaCET项目由美国国防预研局和美国空军联合赞助，总承包商为洛克希德·马丁公司，发动机由普惠洛克达因公司负责研制。根据FaCET项目研发的TBCC示意图(图2)，该发动机由双模态冲压发动机和高速涡轮加速器计划中研究的涡喷发动机组合而成。在TBCC推进系统中，高速涡喷发动机把飞行器从马赫数0加速到2.5，再从马赫数2.5加速到3.5。在马赫数2.5～3.5之间，涡喷发动机和冲压发动机同时工作，而在马赫数3.5～6.0时，由冲压发动机单独提供动力。在马赫数3.5时，涡喷发动机停止工作，返回时又重新启动。在返回阶段，推进系统的整个工作过程与前面相反[10]。

图2 FaCET项目中研发的TBCC示意图Fig.2 Major TBCC components in the FaCET program

FaCET项目的核心是研制三个关键部件：一体化内旋式进气道、亚燃和超燃冲压双模态燃烧室和飞发一体化喷管。该项目分两个阶段开展，第一阶段主要对这三个关键部件进行设计，对每一个关键部件单独反复进行缩尺模型试验；第二阶段是把三个部件组合在一起进行地面自由射流试验。

一体化内旋式进气道采用可变几何结构，从第一阶段到第二阶段初期，共进行了三组风洞试验。对模态转换进行优化，以确定模态转换最佳时的马赫数，同时确定出涡轮发动机和亚燃超燃双模态冲压发动机的工作边界条件。亚燃超燃双模态冲压燃烧室的燃料供给为环形供给，可在较低马赫数下点火。选择这种环形设计可使冷却更有效，同时能够更好地控制TBCC流道与飞行器一体化设计时的结构载荷。在第一阶段和第二阶段初期，进行了两组直联式燃烧室试验，确定在轴向与径向位置上如何组合喷油，以保证燃烧室在低马赫数时的点火性能和持续燃烧能力，同时保证涡轮发动机顺利进行了模态转换。一体化喷管采用特征线法设计，并进行了静态试验，其，中冷流试验采用的是9%缩尺模型。在第一阶段和第二阶段各进行了一组试验，以预测涡喷模态、涡喷与亚燃工作模态和单独的亚燃超燃工作模态下总推力的情况[12～14]。

FaCET项目设计和试验验证结果使美国空军增强了对TBCC的发展信心。2011年5月发表的高超声速飞机发展路线图中明确指出，该型发动机是可重复使用水平起降飞机最适合的动力装置[15]。

2.3 Trijet项目

Trijet发动机是将涡轮发动机、火箭引射冲压发动机和双模态冲压发动机三种推进形式组合在一起形成的三喷气发动机(图3)，是一种新型的TBCC动力装置。火箭引射冲压发动机在马赫数0～4.0区间工作，弥补了涡轮发动机向双模态冲压发动机转换时推力不足的问题[16，17]。

图3 Trijet发动机CAD模型Fig.3 CAD model of Trijet engine

Trijet项目中引进了先进组合循环集成进气道、中心燃烧技术等很多先进技术。中心燃烧技术旨在解决高超声速飞行条件下燃烧室内长期存在的极限热载荷，可显著减少冷却发动机燃料用量，从而使发动机获得比常规设计更大的热安全裕度或更高的飞行速度。Trijet发动机通过采用中心燃烧技术，可使发动机热载荷降低40%～50%；通过采用火箭引射冲压发动机，可使高超声速飞行器实现马赫数从0到7.0的无缝过渡。由于具有这些优势，使得其成为可重复使用高超声速飞行器的最具吸引力和潜力的动力方案之一。目前，美国航空喷气公司正积极开展该项目。

3 日本典型的TBCC研发项目

3.1 HYPR90-C项目

组合循环发动机验证项目(HYPR90-C)研究的TBCC发动机以变循环发动机为基础，由一个变循环涡扇发动机和一个亚燃冲压发动机组成。HY⁃PR90-C项目主要是验证马赫数2.5～3.0之间涡扇发动机与冲压发动机模态转换的可行性。

HYPR90-C发动机采用串联结构。涡扇发动机由2级风扇，5级高压压气机，环形燃烧室，单级高、低压涡轮和与冲压发动机共用的可调面积二元喷管组成。发动机可调部分包括：前、后可调面积放气门，压气机可调静子叶片，低压涡轮导向器和可调面积尾喷管。起飞状态关小低压涡轮导向器，以加大涵道比、降低排气噪声；高速飞行时，则开大，以加大核心机空气流量、提高单位推力。前可调放气门控制风扇涵道出口压力，防止气流倒流进冲压进气涵道；后可调放气门调整风扇工作点。利用阀门控制涡扇工作模式、冲压工作模式或涡扇-冲压同时工作模式。涡扇发动机工作范围从起飞到马赫数3.0；马赫数2.5～3.0时，涡扇和冲压发动机工作转接；马赫数3.0以上时冲压发动机单独工作，涡扇发动机关闭，并能在最大飞行马赫数5.0下长时间巡航飞行[18～20]。

HYPR90-C发动机涡扇部分单独进行的地面和高空试验，及整机试验表明，此种类发动机具有工程可实现性。

3.2 ATREX项目

吸气式涡轮冲压膨胀循环(ATREX)发动机是日本航空航天科学研究所联合几家公司(IHI、KHI、MHI等)共同研制的，可用作高超声速飞行器或两级入轨可往返式空天飞机的推进系统。ATREX发动机的有效推力可使飞行器从海平面静止状态推到高30 km、飞行马赫数6.0的飞行状态[21]。

ATREX发动机的主要部件包括轴对称进气道、预冷却器、燃烧室、塞式喷管等。预冷却器是ATREX发动机的关键部件之一，主要作用是扩展涡轮发动机的工作包线，提高其推力。预冷却器研制中，分别对其进行了缩尺模型试验和地面试验。试验结果表明，预冷却器还存在不少设计问题，如结冰等。日本国家航天实验室正积极尝试新的方法，试图解决预冷却器结冰问题[22～24]。

ATREX项目实施过程中显示，吸气式涡轮冲压膨胀循环中，涡轮基的工作范围可明显增大，最大飞行马赫数有望从常规涡喷发动机的3.0～3.5扩展到5.5～6.0。采用这种带预冷装置的TBCC组合动力装置，可使高超声速飞行器实现水平起降。ATREX发动机地面试验验证进一步表明，该类型组合循环具有可实现性。

4 其他国家和地区TBCC技术的发展

4.1 俄罗斯的TBCC研究

俄罗斯对TBCC发动机的研究也较早，做过许多试验验证，并取得了不少成果。

1993年，俄罗斯宇航局制定了为先进可重复使用空间飞行器研制组合式推进系统的计划，并指定CIAM为最主要的承担单位，其它一些俄罗斯科研机构也参加了该项计划的研究。CIAM的主要任务是为两级入轨飞行器MIGAKS研发先进的涡轮冲压组合动力。为此，CIAM探索了并联式和串联式TBCC，分析了两种结构方案的优缺点。研究显示，并联式TBCC的结构方案比串联式TBCC好，并在后续研究中主要倾向于并联式TBCC。同时，还对TBCC的关键技术进行了研究，针对不同的飞行器需求，优化涡轮发动机方案，开展飞行器与组合动力一体化研究[25]。

4.2 欧洲的TBCC研究

目前欧洲正在研发的TBCC源于LAPCAT计划。该计划分为LAPCAT I和LAPCAT II两个阶段。

LAPCAT I计划目的是研究保持高超声速飞行的推进概念，重点研究马赫数5.0的采用氢燃料的预冷发动机Scimitar。LAPCAT I计划执行期间就采用哪种动力装置展开了大量方案论证。尽管火箭基组合循环(RBCC)动力有些优势，但不符合飞行器对动力装置的总体要求，第二轮论证中决定采用TBCC。

LAPCAT II计划，目的是实现巡航速度为马赫数5.0和8.0两种超远程民用运输飞机的初始设计。对于马赫数8.0的巡航飞机，参与单位中各有两家采用TBCC和RBCC推进系统。后来，考虑到亚声速巡航的经济性及乘客只能接受有限的轴向加速，最终选择了TBCC。

LAPCAT计划论证了以TBCC为动力的民用高超声速飞行器实现半环球航程的可行性。该计划开展过程中，评估了飞行马赫数4.0～8.0时，高超声速飞行器的性能和推进效率的发展趋势。LAPCAT计划研究表明，配装氢燃料TBCC发动机可使飞行器以马赫数8.0的速度实现半环球飞行[26～28]。

5 结束语

TBCC发动机技术之所以得到广泛而深入的研究，与该类型发动机本身特有的优势密不可分。TBCC发动机是马赫数7.0以下的超声速、高超声速飞行器和马赫数大于7.0的二级入轨空天飞行器低速段的理想推进系统，具有鲜明的技术特点和优势。首先，从安全性讲，TBCC发动机作为二级入轨飞行器的第一级推进系统，可使空天飞行器实现从地面跑道起飞，进入轨道飞行。如果遇到紧急情况，可随时终止飞行或选择其它机场着陆，这是使用火箭动力装置难以企及的。第二，从经济性讲，TBCC比RBCC的运行费用低得多，美国和欧洲等在制定新的空天计划时，明确要求新一代高超声速飞行器的运行费用要极大地降低。第三，从可靠性讲，TBCC发动机比火箭发动机热负荷低、燃料泵压力低、流量小，这些均有利于提高可靠性。第四，从可实现性讲，基于目前对TBCC开展的广泛而深入的设计研究和试验验证，且现阶段研究的TBCC技术大多基于已有的涡喷或涡扇发动机，这充分说明TBCC在不久的将来的可实现性。第五，从发展趋势上讲，TBCC发动机是未来最具潜力的空天动力。美国在空天动力领域进行了多年的探索，对多种动力方案进行了比较，并在高速飞机发展路线图中明确指出，未来的空天动力为TBCC动力装置，这也表明该型动力具有非常好的发展前景。

[1]Snyder L E，Escher D W.Turbine Based Combination Cy⁃cle(TBCC)Propulsion Subsystem Integration[R].AIAA 2004-3649，2004.

[2]文 科，李旭昌，马岑睿，等.国外高超声速组合推进技术概述[J].航天制造技术，2011，(1)：4—7.

[3]Bartolotta P A，McNelis N B.High Speed Turbines：Devel⁃opment of a Turbine Accelerator(RTA)for Space Access[R].AIAA 2003-6943，2003.

[4]Miyagi H，Kimura H，Kishi K，et al.Combined Cycle En⁃gine Research in Japanese HYPR Program[R].AIAA 98-3728，1998.

[5]Steelant J.Achievements Obtained for Sustained Hyper⁃sonicFlightwithin theLAPCAT Project[R].AIAA 2008-2578，2008.

[6]Kloesel K J，Ratnayake N A，Clark C M.A Technology Pathway for Airbreathing,Combined-Cycle,Horizontal Space Launch Through SR-71 Based Trajectory Modeling[R].AIAA 2011-2229，2011.

[7]McNelis N，Bartolotta P.NASA’s Advanced Space Trans⁃portation Program-RTA Project Summary[R].NASA GRC，2002.

[8]Shafer D G，McNelis N.Development of a Ground Based Mach 4+Revolutionary Turbine Accelerator Technology Demonstrator(RTATD)for Access to Space[R].ISABE 2003-1125，2003.

[9]Buehrle R J，Lee J H.The GE-NASA RTA Hyperburner Design and Development[R].NASA TM-2005-213803，2005.

[10]McNelis N M，Bartolotta P.Revolutionary Turbine Accel⁃erator(RTA)Demonstrator[R].AIAA 2005-3250，2005.

[11]Shaw R J，Peddie C L.Overview of NASA’s UEET and TBCC/RTA Programs[R].NASA Seal/Secondary Air Sys⁃tem Workshop，2002.

[12]Mamplata C，Tang M，Technical Approach to Tur⁃bine-Based Combined Cycle: FaCET[R]. AIAA 2009-5537，2009.

[13]Tang M，Hamilton B A，Mamplata C.Two Steps Instead of A Giant Leap–An Approach for Air Breathing Hyperson⁃ic Flight[R].AIAA 2011-2237，2011.

[14]Walker S H.Falcon Overview[R].DARPA/TTO，2006.

[15]Mark C，Koch D.AF Science,Technology,and Engineer⁃ing Overview SAF/PA Case[R].AIAA 2011-265，2011.

[16]Bulman M J，Siebenhaar A.Combined Cycle Propulsion:Aerojet Innovations for Practical Hypersonic Vehicles[R].AIAA 2011-2397，2011.

[17]Norris G，Warwick G.Aerojet Unveils Novel Hypersonics Plan[J].Aviation Week&Space Technology，2011,173.

[18]Miyagi H，Monji T，Kishi K，et al.Combined Cycle Engine Research in Japanese HYPR Project[R].AIAA 95-2751，1995.

[19]Okazaki M，Miyazawa K，Ishizawa K.Engineering Re⁃search for Huper/Hypersonic Transport Propulsion System(HYPR)[R].ISABE 99-7004，1999.

[20]朱大明，张 津.日本HYPR计划中组合循环发动机研究[C]//.高超声速涡轮冲压组合动力文集，2005：465—475.

[21]Sawai S，Sato T，Kobayashi H，et al.Flight Test Plan for ATREX Engine Development[R].AIAA 2003-7027，2003.

[22]Taguchi H，Kobayashi H，Kojima T，et al.Systems Analy⁃sis on Hypersonic Airplanes Using Pre-Cooled Turbojet Engine[R].AIAA 2011-2320，2011.

[23]Harada K，Tanatsugu N，Sato T.Development Study on Precooler for ATREX Engine[R].AIAA 99-4897，1999.

[24]Isomura K，Omi J.A Comparative Study of an ATREX En⁃gine and a Turbo Jet Engine[R].AIAA 2001-3239，2001.

[25]Tsrhovrebov M M，Solonin V I，Palkin V A，et al.Turbo⁃ramjet Propulsion for Hypersonic Booster-aircraft of TS⁃TO Aerospace System[R].AIAA 96-4499，1996.

[26]Steelant J.Achievements Obtained for Sustained Hyper⁃sonicFlightwithin theLAPCAT Project[R].AIAA 2008-2578，2008..

[27]Steelant J.LAPCAT:High-Speed Propulsion Technology[R].RTO-EN-AVT-150：12—38.

[28]Defoort S，Ferrier M，Serre L，et al.LAPCAT-II：Conceptu⁃al Design of a Mach 8 TBCC Civil Aircraft,Enforced by Full Navier-Stokes 3D Nose-to-Tail Computation[R].AIAA 2011-2317，2011.